FR3065994A1 - Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression - Google Patents

Turbomachine a rotor de soufflante et reducteur entrainant un arbre de compresseur basse pression Download PDF

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Abstract

L'invention concerne une turbomachine comportant • un rotor de soufflante alimentant en flux d'air une veine primaire de compresseur basse pression et une veine secondaire, comportant un moyeu de diamètre D1 • un réducteur interposé entre le rotor de soufflante et un arbre de turbine du compresseur basse pression logé dans un carter de diamètre externe D2, caractérisée en ce que - le diamètre du rotor de soufflante est supérieur à 82 pouces (2,08 mètres), - le rapport de pression de la soufflante est compris entre 1.10 et 1.35, - le diamètre primitif de la couronne du réducteur est compris entre 0,15 et 0,35 fois le diamètre du rotor de la soufflante, et le diamètre externe D2 étant supérieur au diamètre D1 du moyeu.

Description

TURBOMACHINE A ROTOR DE SOUFFLANTE ET REDUCTEUR ENTRAINANT UN ARBRE DE COMPRESSEUR BASSE PRESSION
DOMAINE TECHNIQUE GÉNÉRAL ET ART ANTÉRIEUR
La présente invention est relative au domaine des turbomachines.
La recherche de la minimisation des émissions polluantes liées au transport aérien passe notamment par la voie de l'amélioration de toutes les efficacités des systèmes de propulsion, et plus particulièrement du rendement propulsif qui caractérise l'efficacité avec laquelle l'énergie qui est communiquée à l'air qui traverse le moteur est convertie en effort de poussée utile.
Les éléments influençant au premier ordre ce rendement propulsif sont ceux liés aux parties basse pression du système propulsif, qui contribuent de manière immédiate à la génération de la poussée : turbine basse pression, système de transmission basse pression, rotor de soufflante et canal secondaire guidant l'écoulement de ce dernier.
Le principe directeur connu permettant d'améliorer le rendement propulsif consiste à diminuer le taux de compression de la soufflante, diminuant par là-même la vitesse d'écoulement en sortie du moteur et les pertes par énergie cinétique qui lui sont liées. L'une des principales conséquences de cette diminution de vitesse d'écoulement en sortie du moteur est qu'il est nécessaire de faire traiter à la partie basse pression (flux secondaire) un débit massique d'air plus important afin d'assurer un niveau de poussée donnée, fixé par les caractéristiques de l'avion : ceci conduit donc à l'augmentation du taux de dilution du moteur.
Cette augmentation de débit secondaire a pour effet direct de nécessiter l'augmentation du diamètre de la soufflante, et par conséquent des dimensions externes du carter de rétention l'entourant, ainsi que de la nacelle constituant l'enveloppe aérodynamique du carter en question. Se pose alors avec de plus en plus d'acuité la question de la capacité à intégrer des systèmes propulsifs de dimensions de plus en plus importantes sous une aile d'avion, dans un contexte où la garde au sol est limitée.
Outre les aspects dimensionnels, l'augmentation du taux de dilution pénalise fortement la masse du système propulsif, via notamment une augmentation très significative de la masse du carter de soufflante, dimensionné pour la rétention centrifuge en cas d'éjection d'aubage.
Il est ainsi constaté que les taux de dilution les plus élevés, bien que synonymes des rendements propulsifs les meilleurs, s'accompagnent de pénalités de masse, de traînée et de difficultés d'installation sous aile tellement importantes que la majeure partie du gain ainsi espéré se retrouve éclipsée par ces éléments fortement pénalisants.
Une alternative à ce paradigme consiste à s'affranchir de la notion de carénage de la partie basse pression : l'architecture propulsive ainsi constituée porte le nom de turbopropulseur (cas d'un rotor basse pression unique non caréné, qualifié d'hélice), ou de « open rotor » selon la terminologie anglosaxonne couramment utilisée (cas de deux rotors basse pression contrarotatifs, qualifiés d'hélices contrarotatives). Cette architecture alternative, si elle permet de s'affranchir des contraintes de masse et de traînée de frottement du carénage de la partie secondaire désormais inexistant, pose toutefois d'autres problèmes : en premier lieu, l'absence de carénage rend le contexte de certification très différent vis-à-vis de l'éjection potentielle de pale du rotor basse pression, et nécessite la considération de technologies plus complexes sur le rotor (pale dite « fail safe » selon la terminologie anglosaxonne, par exemple) ; en second lieu, l'absence de carénage autour de la partie basse pression rend le fonctionnement aérodynamique de son rotor très sensible aux variations de conditions de vol (en particulier de vitesse), et limite la vitesse de vol maximale admissible par l'avion. Enfin, l'absence de carénage induit un débit spécifique beaucoup plus faible qu'une solution carénée, conduisant, pour un niveau de poussée donné, à des dimensions externes beaucoup plus importantes qu'une solution carénée, aggravant donc la difficulté d'installation sur la cellule avion sur le plan dimensionnel.
La suppression totale du carénage de la partie basse pression, si elle apparaît comme une option acceptable pour des aéronefs de dimensions modérées et volant à des vitesses faibles à moyennes (applications de type régional / court courrier), semble induire trop de désavantages pour une utilisation sur des classes de poussée supérieures (moyen - long courrier), pour lesquelles la capacité de vitesse de vol est une attente peu négociable des opérateurs.
PRÉSENTATION GÉNÉRALE DE L'INVENTION
Un but général de l'invention est de proposer une solution permettant de pallier les inconvénients des techniques de l'art antérieur.
Notamment un but de l'invention est de proposer une solution permettant d'assurer l'efficacité de la turbine basse pression couplée à un rotor de soufflante lent, à faible rapport de pression.
Selon un aspect, l'invention propose une turbomachine comportant
• un rotor de soufflante alimentant en flux d'air une veine primaire de compresseur basse pression et une veine secondaire, comportant un moyeu de diamètre DI • un réducteur interposé entre le rotor de soufflante et un arbre de turbine du compresseur basse pression logé dans un carter de diamètre externe D2, caractérisée en ce que - le diamètre du rotor de soufflante est supérieur à 82 pouces (2,08 mètres), - le rapport de pression de la soufflante est compris entre 1.10 et 1.35, - le diamètre primitif de la couronne du réducteur est compris entre 0,15 et 0,35 fois le diamètre du rotor de la soufflante, et le diamètre externe D2 étant supérieur au diamètre DI du moyeu.
Un tel réducteur permet d'assurer l'efficacité de la turbine basse pression.
Son dimensionnement et positionnement évitent un encombrement qui serait rédhibitoire.
Il permet une intégration compatible avec un rapport de moyeu permettant les couples mach/débit de la soufflante nécessaires.
Selon un autre aspect, la turbine comporte une nacelle compacte.
Plus particulièrement, la nacelle est un carénage de protection entourant le rotor de la soufflante, ledit carénage présentant une longueur limitée audit rotor.
De cette façon, la nacelle est réduite à sa plus simple expression, le carénage ne lui conférant plus qu'une fonction de frontière aérodynamique autour du rotor de soufflante.
Il ne s'étend ni en amont, ni en aval dudit rotor et consiste en un carénage aérodynamique dimensionné pour assurer une protection contre l'éjection des pales.
La fonction de guidage de l'écoulement en amont du rotor de soufflante (rôle précédemment joué par l'entrée d'air) est supprimée.
Il en est également de même pour les fonctions de contrôle du champ de pression aval (rôle précédemment joué par la tuyère secondaire) et de réalisation de la fonction poussée inversée (rôle précédemment joué par un système spécifique intégré à la nacelle).
Par ailleurs, les pales sont avantageusement à calage variable.
Ceci permet un pilotage du point de fonctionnement de la soufflante selon les conditions de vol. On notera en effet que l'association d'une soufflante à très faible rapport de pression et de l'absence de tuyère secondaire (dont l'un des rôles clés est de piloter la position du point de fonctionnement du fan dans son champ) induit une forte variabilité des lignes de fonctionnement fan entre les conditions de basse altitude et de haute altitude ; potentiellement, cette situation induit une difficulté d'opérabilité (manque de marge au pompage) dans les conditions sol, et un dispositif de pilotage du point de fonctionnement du fan selon les conditions de vol se révèle nécessaire
PRÉSENTATION DES FIGURES D'autres caractéristiques et avantages de l'invention ressortiront encore de la description qui suit, laquelle est purement illustrative et non limitative, et doit être lue en regard de la figure 1 annexée, laquelle est une représentation schématique en vue en coupe (demie-vue) illustrant l'intégration d'un réducteur de soufflante dans une turbomachine conforme à un mode de réalisation possible de l'invention.
DESCRIPTION D'UN OU PLUSIEURS MODES DE MISE EN ŒUVRE ET DE RÉALISATION
La turbomachine T illustrée sur la figure 1 présente une architecture à soufflante carénée à très haut taux de dilution (Architecture dite UHBR ou « Ultra High By-Pass Ratio » selon la terminologie anglosaxonne généralement utilisée).
Elle comporte une nacelle 1, un rotor 2 de soufflante, ainsi qu'une veine primaire 3, définie dans un carter 5.
On a également représenté sur la figure 1 un carter intercompresseur 8 de la turbomachine, un carter interturbine 9, ainsi qu'un carter d'échappement 10.
La nacelle 1 est compacte et en particulier de longueur réduite. Notamment, elle n'intègre pas d'entrée d'air ou de tuyère secondaire en amont ou en aval de la soufflante.
Elle n'intègre pas non plus de mécanisme d'inversion de poussée.
Elle a pour fonctions principales d'assurer le carénage aérodynamique de la turbomachine et la rétention des aubes/pales de la soufflante et est uniquement dimensionnée à cet effet.
Un redresseur 4 est interposé entre la nacelle 1 et le carter 5 et permet de tenir ladite nacelle 1
Dans un mode de réalisation possible, une partie de la nacelle 1 peut être rendue commune avec une surface déjà existante sur l'aéronef, comme par exemple l'intrados de la voilure.
Les pales du rotor 2 de la soufflante sont des pales 6 à calage variable (mécanisme 6a).
Le calage des pales 6 peut en particulier être commandé pour piloter la soufflante en fonctionnement. Le très faible rapport de pression de celle-ci induit en effet des variations des paramètres de cycle entre les conditions sol et vol d'une ampleur inhabituelle, en particulier en ce qui concerne les températures de fonctionnement turbine HP et les taux de détente des tuyères.
La commande du calage des pales permet de s'adapter à ces écarts de conditions de fonctionnement.
Egalement, elle est utilisée pour assurer le freinage de l'avion ou contribuer à celui-ci.
Le diamètre D3 du rotor 2 de la soufflante est important : supérieur à 82 pouces (2,08 mètres), et préférentiellement entre 90 (2,29 mètres) et 150 pouces (3,81 mètres).
Le rapport de pression de la soufflante (ratio FPR ou Fan Pressure Ratio selon la terminologie anglosaxonne) est faible : compris entre 1.10 et 1.35.
Compte tenu de ce dimensionnement, la vitesse de rotation du rotor 2 est faible.
On prévoit par conséquent pour l'entrainement de l'arbre 8 de la turbine basse pression un réducteur 7.
Ce réducteur 7 permet un régime de la turbine basse pression élevé : entre 3,5 et 8 fois le régime du rotor 2 et de préférence entre 5 et 6 fois le régime de vitesse de celui-ci. Le rapport de réduction et le couple à transmettre définissent l'encombrement du réducteur. Ici le réducteur 7 est de type épicycloïdal et donc son rapport de réduction est défini par : 1+ (le nombre de dent de la couronne / le nombre de dent du planétaire central). Le couple à transmettre défini la taille minimale des dents et le diamètre minimal du planétaire central or ici la puissance du réducteur doit être entre 10 et 40 MW. Le diamètre primitif de la couronne D4 est donc complexe à intégrer pour un tel rapport de réduction et est compris entre 0,15 et 0,35 fois le diamètre de la soufflante.
Le diamètre D3 de la soufflante est déterminé de façon classique, par projection de la composante radiale en tête d'une aube 6 de soufflante, sur une droite radiale passant par le bord d'attaque de l'aube, au niveau du pied de celle-ci.
Le rapport de moyeu est défini comme le rapport entre le rayon interne en pied d'aube 6 de soufflante, mesuré au bord d'attaque de l'aubage (à son calage de dessin, dans le cas où l'aubage possède un calage variable), et le rayon externe du bord d'attaque de l'aube 6 projeté sur la même droite. Pour garantir un bon rendement de la turbomachine, on restreint au maximum le rapport de moyeu, on a donc un diamètre du moyeu compris entre 0,25 et 0,35 le diamètre de la soufflante.
Notamment, le rayon en pied de soufflante peut être compris entre 300 et 600 mm.
Pour intégrer un réducteur avec un fort taux de réduction tout en conservant un rapport de moyeu le plus petit possible, les inventeurs ont trouvé qu'il était possible de faire de faire une excroissance sur le carter entourant le réducteur sans nuire sur les caractéristiques aérodynamiques de la veine primaire. Cependant cette excroissance doit être limitée, on a ainsi un rapport entre le diamètre externe (diamètre D2 du du carter du réducteur) et le diamètre du moyeu de soufflante qui est supérieur à 1 (D2>D1) et compris entre 1 et 1.10, et de préférence inférieur à 1.04.
Un tel rapport permet à la fois la forme aérodynamique souhaitée pour la veine primaire 3 et l'intégration des servitudes du réducteur (évacuation de l'huile, par exemple) et de la soufflante (système de changement de pas), tout en conservant un rapport de moyeu le plus faible possible. Le carter d'entrée dans lequel s'intégre le réducteur est particulièrement encombré car il doit supporter le réducteur, reprendre la poussée axiale générée par la soufflante par l'intermédiaire du palier à bille et supporter l'arbre basse pression.
Par ailleurs, la puissance d'entrée du réducteur est compris entre 10 et 40 MW (au décollage (@ T/O ou « Take -Off » selon la terminologie anglosaxonne - altitude 0, Mach compris entre 0.15 et 0.28)).
Le système propulsif ainsi constitué répond aux objectifs suivants : - maximisation du rendement propulsif grâce à la soufflante à très faible rapport de pression ; - compétitivité en termes de consommation de carburant pour des classes de poussée et de vitesse de vol d'applications moyen-courrier et plus grosses (poussée > 15 000 Ibf en condition décollage 0 m / vitesse nulle / conditions ISA ; 0.65 < Mach de vol croisière < 0.9).
Le carénage permet une traînée minimale et est peu pénalisant en masse.

Claims (10)

  1. REVENDICATIONS
    1. Turbomachine comportant • un rotor de soufflante alimentant en flux d'air une veine primaire de compresseur basse pression et une veine secondaire, comportant un moyeu de diamètre DI • un réducteur interposé entre le rotor de soufflante et un arbre de turbine du compresseur basse pression logé dans un carter de diamètre externe D2, caractérisée en ce que - le diamètre du rotor de soufflante est supérieur à 82 pouces (2,08 mètres), - le rapport de pression de la soufflante est compris entre 1.10 et 1.35, - le diamètre primitif de la couronne du réducteur est compris entre 0,15 et 0,35 fois le diamètre du rotor de la soufflante, et le diamètre externe D2 étant supérieur au diamètre DI du moyeu.
  2. 2. Turbomachine selon la revendication 1, caractérisé en ce que le diamètre du rotor de soufflante est compris entre 90 pouces (2,29 mètres) et 150 pouces (3,81 mètres).
  3. 3. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce qu'elle comporte une nacelle qui est un carénage de protection entourant le rotor de la soufflante, ledit carénage présentant une longueur limitée audit rotor.
  4. 4. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que les pales du rotor de soufflante sont du type à calage variable.
  5. 5. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le réducteur est épicycloïdal.
  6. 6. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce queie rapport de moyeu de soufflante compris entre 0,25 et 0,35.
  7. 7. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le taux de réduction du réducteur est compris entre 3,5 et 8.
  8. 8. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le taux de réduction du réducteur est de l'ordre de 5 ou 6.
  9. 9. Turbomachine selon l'une des revendications précédentes, caractérisé en ce que le rapport entre le rayon externe du réducteur et le rayon en pied de soufflante est compris entre 1 et 1.10.
  10. 10. Aéronef comportant une turbomachine selon l'une des revendications précédentes.
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US16/610,095 US11268450B2 (en) 2017-05-02 2018-05-02 Turbomachine with fan rotor and reduction gearbox driving a low-pressure decompressor shaft
PCT/FR2018/000107 WO2018202962A1 (fr) 2017-05-02 2018-05-02 Turbomachine à rotor de soufflante et réducteur entrainant un arbre decompresseur basse pression
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Families Citing this family (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20150377123A1 (en) * 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
GB2566046B (en) * 2017-08-31 2019-12-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB2566047B (en) * 2017-08-31 2019-12-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB2566045B (en) * 2017-08-31 2019-12-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine
GB202005025D0 (en) 2020-04-06 2020-05-20 Rolls Royce Plc Gearboxes for aircraft gas turbine engines
GB202005022D0 (en) 2020-04-06 2020-05-20 Rolls Royce Plc Gearboxes for aircraft gas turbine engines
GB202005033D0 (en) * 2020-04-06 2020-05-20 Rolls Royce Plc Gearboxes for aircraft gas turbine engines
GB202005028D0 (en) * 2020-04-06 2020-05-20 Rolls Royce Plc Gearboxes for aircraft gas turbine engines
CN114562386A (zh) * 2022-02-18 2022-05-31 中国人民解放军总参谋部第六十研究所 紧凑式复合压缩系统
US20240052785A1 (en) * 2022-08-10 2024-02-15 General Electric Company Ducted turbomachinery engines

Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014143248A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-18 KARAM, Michael Turboréacteur à double flux à très haut taux de dilution
WO2015012923A2 (fr) * 2013-05-09 2015-01-29 United Technologies Corporation Section avant de moteur à turboréacteur

Family Cites Families (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5079916A (en) * 1982-11-01 1992-01-14 General Electric Company Counter rotation power turbine
US5281094A (en) * 1991-05-13 1994-01-25 Alliedsignal Inc Electromechanical apparatus for varying blade of variable-pitch fan blades
US6231301B1 (en) * 1998-12-10 2001-05-15 United Technologies Corporation Casing treatment for a fluid compressor
RU2349784C2 (ru) * 2006-08-21 2009-03-20 Открытое акционерное общество "Авиадвигатель" Двухконтурный газотурбинный двигатель
US20150377123A1 (en) * 2007-08-01 2015-12-31 United Technologies Corporation Turbine section of high bypass turbofan
CN102865141A (zh) * 2011-07-09 2013-01-09 拉姆金动力系统有限责任公司 燃气涡轮发动机
EP2610463B1 (fr) * 2011-12-30 2016-08-03 United Technologies Corporation Train d'engrenages de moteur à turbine à gaz
US8246292B1 (en) * 2012-01-31 2012-08-21 United Technologies Corporation Low noise turbine for geared turbofan engine
US20130259643A1 (en) * 2012-04-02 2013-10-03 Frederick M. Schwarz Geared turbofan with three turbines with first two counter-rotating, and third co-rotating with the second turbine
CN102817873B (zh) * 2012-08-10 2015-07-15 势加透博（北京）科技有限公司 航空发动机压气机的梯状间隙结构
US8678743B1 (en) * 2013-02-04 2014-03-25 United Technologies Corporation Method for setting a gear ratio of a fan drive gear system of a gas turbine engine
EP2971596B1 (fr) * 2013-03-10 2020-07-15 Rolls-Royce Corporation Moteur à turbine à gaz et procédé correspondant
WO2014152101A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-25 United Technologies Corporation Palier de turboventilateur et agencement de boîte de vitesses
GB2513621B (en) * 2013-05-01 2015-09-23 Trevor Harold Speak Compressor system
GB2536831A (en) 2013-07-01 2016-09-28 Techtronic Floor Care Tech Ltd Surface cleaning apparatus
EP3933181A1 (fr) * 2013-08-20 2022-01-05 Raytheon Technologies Corporation Moteur à turbine à gaz à engrenages de poussée élevée
FR3014150B1 (fr) * 2013-11-29 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Soufflante, en particulier pour une turbomachine
US10465716B2 (en) * 2014-08-08 2019-11-05 Pratt & Whitney Canada Corp. Compressor casing
BE1024024B1 (fr) * 2014-10-09 2017-10-30 Safran Aero Boosters S.A. Compresseur de turbomachine axiale avec rotor contrarotatif
JP6554282B2 (ja) * 2014-12-24 2019-07-31 川崎重工業株式会社 航空機用エンジン装置
US20160230674A1 (en) * 2015-02-09 2016-08-11 United Technologies Corporation Gear reduction for lower thrust geared turbofan
FR3034130B1 (fr) 2015-03-25 2018-04-06 Safran Aircraft Engines Demontage d'aubes de soufflante
US10669946B2 (en) * 2015-06-05 2020-06-02 Raytheon Technologies Corporation Geared architecture for a gas turbine engine
US10458270B2 (en) * 2015-06-23 2019-10-29 United Technologies Corporation Roller bearings for high ratio geared turbofan engine
GB201703521D0 (en) * 2017-03-06 2017-04-19 Rolls Royce Plc Geared turbofan
FR3080886B1 (fr) * 2018-05-02 2020-10-30 Safran Aircraft Engines Turbomachine a soufflante carenee
GB202005025D0 (en) * 2020-04-06 2020-05-20 Rolls Royce Plc Gearboxes for aircraft gas turbine engines

Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2014143248A1 (fr) * 2013-03-15 2014-09-18 KARAM, Michael Turboréacteur à double flux à très haut taux de dilution
WO2015012923A2 (fr) * 2013-05-09 2015-01-29 United Technologies Corporation Section avant de moteur à turboréacteur

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
MARK D GUYNN ET AL: "Refined Exploration of Turbofan Design Options for an Advanced Single-Aisle Transport", 1 January 2011 (2011-01-01), pages 2011 - 216883, XP055114168, Retrieved from the Internet <URL:http://ntrs.nasa.gov/search.jsp?R=20110004165> *
ZIMBRICK R A ET AL: "INVESTIGATION OF VERY HIGH BYPASS RATIO ENGINES FOR SUBSONIC TRANSPORTS", JOURNAL OF PROPULSION AND POWER, AMERICAN INSTITUTE OF AERONAUTICS AND ASTRONAUTICS. NEW YORK, US, vol. 6, no. 4, 1 July 1990 (1990-07-01), pages 490 - 496, XP000136188, ISSN: 0748-4658 *

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